No description available.

Aeromechanics is one of the main limitations for more efficient, lighter, cheaper and reliable turbomachines, such as steam or gas turbines, as well as compressors and fans. In fact, aircraft engines designed in the last few years feature more slender, thinner and more highly loaded blades, but this trend gives rise to increased sensitivity for vibrations induced by the fluid and result in increasing challenges regarding structural integrity of the engine. Forced vibration as well as flutter failures need to be carefully avoided and an important parameter predicting instabilities in both cases is the aerodynamic damping. The aim of the present project is to numerically investigate aerodynamic damping in the first rotor of a transonic compressor (VINK6). The transonic flow field leads to a bow shock at each blade leading edge, which propagates to the suction side of the adjacent blade. This, along with the fact that the rotating blade row vibrates in different mode shapes and this induces unsteady pressure fluctuations, suggests to evaluate unsteady flow field solutions for different cases. In particular, the work focuses on the unsteady aerodynamic damping prediction for the first six mode shapes. The aerodynamic coupling between the blades of this rotor is estimated by employing a transient blade row model set in blade flutter case. The commercial CFD code used for these investigations is ANSYS CFX. Aerodynamic damping is evaluated on the basis of the Energy Method, which allows to calculate the logarithmic decrement employed as a stability parameter in this study. The least logarithmic decrement values for each mode shape are better investigated by finding the unsteady pressure distribution at different span locations, indication of the generalized force of the blade surface and the local work distribution, useful to get insights into the coupling between displacements and consequent generated unsteady pressure. Two different transient methods (Time Integration and Harmonic Balance) are employed showing the same trend of the quantities under consideration with similar computational effort. The first mode is the only one with a flutter risk, while the higher modes feature higher reduced frequencies, out from the critical range found in literature. Unsteady pressure for all the modes is quite comparable at higher span locations, where the largest displacements are prescribed, while at mid-span less comparable values are found due to different amplitude and direction of the mode shape. SST turbulence model is analyzed, which does not influence in significant manner the predictions in this case, with respect to the k-epsilon model employed for the whole work. Unsteady pressure predictions based on the Fourier transformation are validated with MATLAB codes making use of Fast Fourier Transform in order to ensure the goodness of CFX computations. Convergence level and discrepancy in aerodamping values are stated for each result and this allows to estimate the computational effort for every simulation and the permanent presence of numerical propagation errors. / Aeromekanik är en av huvudbegränsningarna för mer effektiva, lättare, billigare och mer pålitliga turbomaskiner, som ångturbiner, gasturbiner, samt kompressorer och fläktar. I själva verket har flygplansmotorer som designats under de senaste åren har fått tunnare och mer belastade skovlar, men denna trend ger upphov till ökad känslighet för aeromekaniska vibrationer och resulterar i ökande utmaningar när det gäller motorns strukturella integritet. Aerodynamiskt påtvingade vibrationer såväl som fladder måste predikteras noggrant för att kunna undvikas och en viktig parameter som förutsäger instabilitet i båda fallen är den aerodynamiska dämpningen. Syftet med det aktuella projektet är att numeriskt undersöka aerodynamisk dämpning i den första rotorn hos en transonisk kompressor (VINK6). Det transoniska flödesfältet leder till en bågformad stötvåg vid bladets främre kant, som sprider sig till sugsidan på det intilliggande bladet. I och med detta, tillsammans med det faktum att den roterande bladraden vibrerar i olika modformer och detta inducerar instationära tryckfluktuationer, syftar detta arbete på att utvärdera flödesfältslösningar för olika fal. I synnerhet fokuserar arbetet på prediktering av den instationära aerodynamiska dämpningen för de första sex modformen. Den aerodynamiska kopplingen mellan bladen hos denna rotor uppskattas genom att använda en transient bladradmodell uppsatt för fladderberäkningen. Den kommersiella CFD-koden som används för denna utredning är ANSYS CFX. Aerodynamisk dämpning utvärderas med hjälp av energimetoden, som gör det möjligt att beräkna den logaritmiska minskningen som används som en stabilitetsparameter i denna studie. De minsta logaritmiska dekrementvärdena för varje modform undersöks bättre genom att hitta den ostadiga tryckfördelningen på olika spannpositioner, som är en indikering av den lokala arbetsfördelningen, användbar för att få insikt i kopplingen mellan förskjutningar och därmed genererat ostabilt tryck. Två olika transienta metoder används som visar samma trend för de kvantiteter som beaktas med liknande beräkningsinsatser. Den första modformen är den enda med en fladderrisk, medan de högre modformerna har högre reducerade frekvenser, och ligger utanför det kritiska intervallet som finns i litteraturen. Instationärt tryck för alla moder är ganska jämförbart på de högre spannpositioner, där de största förskjutningarna föreskrivs, medan runt midspannet finns mindre jämförbara värden på grund av olika amplitud och riktning för modformen. SSTturbulensmodellen analyseras, som i detta fall inte påverkar predikteringen på ett betydande sätt. Det predikterade instationära trycket baserad på Fourier-transformationen valideras med MATLAB-koder som använder sig av Fast Fourier Transform för att säkerställa noggrannheten hos CFX-beräkningar. Konvergensnivå och skillnader i aerodämpningsvärden anges för varje resultat och detta gör det möjligt att uppskatta beräkningsinsatsen för varje simulering och uppskatta utbredningen av det numeriska felet.

No description available.

No description available.

Multiple high-fidelity, time-accurate computational fluid dynamics simulations were performed to investigate the effects of upstream stator loading and rotor shock strength on vortex shedding characteristics in a single stage transonic compressor. Various configurations of a transonic axial compressor stage, including three stator/rotor axial spacings of close, mid, and far in conjunction with three stator loadings of decreased, nominal, and increased were simulated in order to understand the flow physics of transonic blade-row interactions. Low-speed compressors typically have reduced stator/rotor axial spacing in order to decrease engine weight, and also because there is an increase in efficiency with reduced axial spacing. The presence of a rotor bow shock in high-speed compressors causes additional losses as the shock interacts with the upstream stator trailing edge. This research analyzes the strength of shock-induced vortices due to these unsteady blade-row interactions. The time-accurate URANS code, TURBO, was used to generate periodic, quarter annulus simulations of the Blade Row Interaction compressor rig. Both time-averaged and time-accurate results compare well with experimentally-observed trends. It was observed that vortex shedding was synchronized to the passing of a rotor bow shock. Normal and large shock-induced vortices formed on the stator trailing edge immediately after the shock passing, but the large vortices were strengthened at the trailing edge due to a low-velocity region on the suction surface. This low velocity region was generated upstream of mid-chord on the suction surface from a shock-induced thickening of the boundary layer or separation bubble, due to the rotor bow shock reflecting off the stator trailing edge and propagating upstream. The circulation of the shock-induced vortices increased with shock strength (decreased axial spacing) and stator loading. Most design tools do not directly account for unsteady effects such as blade-row interactions, so a model is developed to help designers account for shock-induced vortex strength with varying shock strength and stator loading. An understanding of the unsteady interactions associated with blade loading and rotor shock strength in transonic stages will help compressor designers account for unsteady flow physics early in the design process.